XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: ARA-D 13% AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.4093 0.00981 0.00420 -0.0498 0.5620 1.0000 1.000 0.4673 0.01005 0.00419 -0.0499 0.5295 1.0000 1.500 0.5251 0.01038 0.00423 -0.0499 0.4957 1.0000 2.000 0.5832 0.01071 0.00435 -0.0501 0.4586 1.0000 2.500 0.6407 0.01116 0.00452 -0.0502 0.4182 1.0000 3.000 0.6977 0.01169 0.00478 -0.0504 0.3765 1.0000 4.000 0.8105 0.01296 0.00558 -0.0507 0.3061 1.0000 4.500 0.8664 0.01365 0.00609 -0.0508 0.2810 1.0000 5.000 0.9218 0.01435 0.00666 -0.0508 0.2614 1.0000 5.500 0.9767 0.01509 0.00730 -0.0508 0.2450 1.0000 6.000 1.0303 0.01596 0.00803 -0.0506 0.2306 1.0000 6.500 1.0848 0.01659 0.00867 -0.0505 0.2190 1.0000 7.000 1.1372 0.01749 0.00953 -0.0502 0.2083 1.0000 7.500 1.1894 0.01827 0.01030 -0.0498 0.1986 1.0000 8.000 1.2399 0.01926 0.01131 -0.0492 0.1900 1.0000 8.500 1.2899 0.02009 0.01217 -0.0486 0.1817 1.0000 9.000 1.3371 0.02130 0.01338 -0.0476 0.1742 1.0000 9.500 1.3844 0.02217 0.01436 -0.0466 0.1669 1.0000 10.000 1.4272 0.02369 0.01581 -0.0451 0.1598 1.0000 10.500 1.4697 0.02463 0.01697 -0.0435 0.1540 1.0000 11.000 1.5076 0.02587 0.01826 -0.0413 0.1482 1.0000 11.500 1.5414 0.02756 0.02003 -0.0387 0.1427 1.0000 12.000 1.5682 0.02899 0.02165 -0.0349 0.1377 1.0000 12.500 1.5887 0.03086 0.02359 -0.0309 0.1333 1.0000 13.000 1.6092 0.03330 0.02616 -0.0275 0.1289 1.0000 13.500 1.6264 0.03586 0.02896 -0.0247 0.1248 1.0000 14.000 1.6426 0.03875 0.03197 -0.0225 0.1210 1.0000 14.500 1.6582 0.04218 0.03547 -0.0206 0.1169 1.0000 15.000 1.6645 0.04641 0.04003 -0.0193 0.1138 1.0000 15.500 1.6713 0.05088 0.04469 -0.0187 0.1104 1.0000 16.000 1.6788 0.05537 0.04925 -0.0182 0.1072 1.0000 16.500 1.6761 0.06128 0.05541 -0.0181 0.1043 1.0000 17.000 1.6645 0.06862 0.06307 -0.0194 0.1016 1.0000 17.500 1.6571 0.07580 0.07046 -0.0213 0.0987 1.0000 18.000 1.6596 0.08157 0.07626 -0.0223 0.0958 1.0000 18.500 1.6343 0.09188 0.08691 -0.0259 0.0935 1.0000 19.000 1.5951 0.10518 0.10062 -0.0321 0.0912 1.0000 19.500 1.5659 0.11735 0.11304 -0.0383 0.0886 1.0000 20.000 1.5811 0.12145 0.11709 -0.0398 0.0856 1.0000